衛(wèi) 鋒, 周 正, 李 莉, 賀旭照

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所/高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

曲外錐乘波前體進(jìn)氣道低馬赫數(shù)段實(shí)驗(yàn)研究

衛(wèi) 鋒, 周 正, 李 莉, 賀旭照*

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所/高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

為了研究新型一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)端的自起動(dòng)、抗反壓特性及側(cè)滑對(duì)性能的影響，基于幾何約束及鈍度修型的實(shí)用化風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，采用進(jìn)氣道節(jié)流系統(tǒng)，在來(lái)流馬赫數(shù)3.0、3.5和4.0，迎角-4°～6°范圍內(nèi)，不同堵錐位置狀態(tài)下獲得了一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道的表面壓力分布及流場(chǎng)高清紋影。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮趤?lái)流馬赫數(shù)3.5和4.0時(shí)具備自起動(dòng)能力；在0°迎角，來(lái)流馬赫數(shù)3.5和4.0，最大抗反壓能力分別約為24和33倍來(lái)流壓力；側(cè)滑角對(duì)一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道的流量捕獲和流動(dòng)壓縮性能影響相對(duì)較弱。曲外錐乘波前體進(jìn)氣道具有同超燃沖壓燃燒室、高超聲速飛行器進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)的特性。

曲面錐；乘波前體；進(jìn)氣道；自起動(dòng)；抗反壓；實(shí)驗(yàn)研究

0 引 言

數(shù)次吸氣式高超聲速飛行試驗(yàn)[1]都未達(dá)到預(yù)期的加速比和飛行馬赫數(shù)，說(shuō)明該類飛行器的推阻特性還需進(jìn)一步優(yōu)化提升。從空氣動(dòng)力學(xué)的角度看，解決推阻匹配問(wèn)題，就要增加飛行器的升阻比[2]和提高發(fā)動(dòng)機(jī)的流量捕獲性能[3]。

乘波構(gòu)型是高升阻比飛行器的最佳選擇[2]，但基于現(xiàn)有乘波體設(shè)計(jì)方法獲得的飛行器外形，存在容積率較低、異形結(jié)構(gòu)及不易調(diào)節(jié)的氣流壓縮能力等缺陷[4-5]。在高超聲速條件下可以設(shè)計(jì)出具有優(yōu)良性能的進(jìn)氣道[6-8]，但此類設(shè)計(jì)往往未充分考慮與飛行器前體的流動(dòng)參數(shù)及幾何外形的一體化；加之乘波壓縮面的異型曲面結(jié)構(gòu)增大了進(jìn)氣道和乘波體的匹配難度，采用人工修型匹配，會(huì)帶來(lái)附加的升阻比及進(jìn)氣性能損失，使乘波體和進(jìn)氣道集成后，很難達(dá)到單獨(dú)設(shè)計(jì)的指標(biāo)[5]。

在高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)方面，目前開(kāi)展了一些研究工作。O’Neill[9]采用錐導(dǎo)乘波體，在錐形流場(chǎng)中流線追蹤出進(jìn)氣道的唇罩，而進(jìn)氣道近似采用二維構(gòu)型幾何變換獲得。Takashima[10]和O’Brien[11]采用密切錐方法[12]生成前體，前體對(duì)稱面部分有相對(duì)平緩的區(qū)域，通過(guò)貼合二維進(jìn)氣道的方法完成乘波體和進(jìn)氣道的耦合。Starkey[13]采用變楔角法生成乘波前體，在前體對(duì)稱面附近設(shè)計(jì)了同樣的平緩區(qū)域，貼合二維進(jìn)氣道與乘波體耦合。You[14]和Li[15]沿著展向采用密切內(nèi)錐/外錐的方法獲得一體化的前體進(jìn)氣道。現(xiàn)有的研究多停留在概念設(shè)計(jì)階段，并未對(duì)設(shè)計(jì)的前體進(jìn)氣道系統(tǒng)進(jìn)行詳細(xì)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)及參數(shù)匹配分析研究以確認(rèn)設(shè)計(jì)方法的可行性。同時(shí)一體化前體進(jìn)氣道在寬范圍內(nèi)的流動(dòng)壓縮特性以及與燃燒室的匹配特性也應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注；設(shè)計(jì)的新型構(gòu)型也必須具有高容積特性和良好的結(jié)構(gòu)工程可實(shí)現(xiàn)性。作者前期構(gòu)建了一套密切曲內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道(Osculating Inward turning Cone Warerider forebody Inlet (OICWI))的設(shè)計(jì)方法[16-17]，并完成了仿真和實(shí)驗(yàn)研究[17-18]，證明一體化內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道具有優(yōu)良的流動(dòng)壓縮性能，滿足與燃燒室的匹配需求，但在容積和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)方面，存在進(jìn)一步提升的空間。作者進(jìn)一步發(fā)展了一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道(Curved Cone Waverider forebody Inlet(CCWI))技術(shù)，完成了理論和實(shí)用構(gòu)型的分析仿真工作[19]，結(jié)果表明CCWI構(gòu)型結(jié)構(gòu)外凸飽滿，具有良好的流量捕獲特性及流動(dòng)壓縮能力，實(shí)現(xiàn)了曲外錐乘波體[20-21]和類二元進(jìn)氣道符合氣動(dòng)規(guī)律的一體化設(shè)計(jì)。

一款新型前體進(jìn)氣道，自起動(dòng)、抗反壓性能及側(cè)滑對(duì)進(jìn)氣道壓縮能力的影響，都是評(píng)價(jià)其工程可用性的重要指標(biāo)，這些性能的研究必須面對(duì)顯著的非定常分離流動(dòng)現(xiàn)象，數(shù)值仿真方法還不足以解決此類問(wèn)題。本文基于幾何約束及鈍度修型的CCWI風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，在?lái)流馬赫數(shù)3.0、3.5和4.0，迎角-4°～6°范圍內(nèi)，采用進(jìn)氣道節(jié)流系統(tǒng)在不同堵錐位置，獲得一體化CCWI構(gòu)型的表面靜壓、動(dòng)態(tài)壓力分布及流場(chǎng)高清紋影。研究CCWI構(gòu)型在低馬赫數(shù)端的自起動(dòng)、抗反壓特性及側(cè)滑對(duì)性能的影響規(guī)律。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图皩?shí)驗(yàn)系統(tǒng)介紹

密切曲外錐乘波前體進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，采用了包含乘波外壓縮和進(jìn)氣道內(nèi)通道的一體化流線追蹤和密切曲外錐技術(shù)。在前體進(jìn)氣道的唇口平面，定義進(jìn)氣道唇口型線(Inlet Capture Curve, ICC)和前體前緣線(Front Capture Tube, FCT)。沿ICC曲線，找到其曲率中心，構(gòu)造一系列密切面。在密切面內(nèi)，基于獲得的內(nèi)外流匹配的軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)和密切面內(nèi)激波、前緣點(diǎn)和基準(zhǔn)流場(chǎng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，流線追蹤獲得一體化進(jìn)氣道的機(jī)體壓縮面和唇罩型線。本文模型設(shè)計(jì)點(diǎn)為來(lái)流馬赫數(shù)5.5、軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)初始直錐角為10°、唇口角0°。CCWI構(gòu)型詳細(xì)設(shè)計(jì)方法及其通流性能分析參見(jiàn)文獻(xiàn)[19]。數(shù)值模擬研究結(jié)果表明： 采用內(nèi)外流匹配的一體化流線追蹤技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了曲外錐乘波體和類二元進(jìn)氣道符合氣動(dòng)壓縮規(guī)律的整體式一體化設(shè)計(jì)[22]，理論結(jié)果與仿真結(jié)果吻合較好；在設(shè)計(jì)狀態(tài)，乘波前體及內(nèi)收縮段切除，對(duì)理論構(gòu)型的基本壓縮性能無(wú)影響；考慮前緣鈍度、隔離段修型及黏性效應(yīng)后，流量系數(shù)仍達(dá)到0.95，整體壓縮性能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)入口需求。

基于上述數(shù)值結(jié)果，得到的實(shí)驗(yàn)構(gòu)型如圖1所示，考慮風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸的限制，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ烷L(zhǎng)607.5mm，捕獲面積7000mm2。隔離段長(zhǎng)120mm，約為7倍的喉道處對(duì)稱面高度，出口的寬高比為5.2。前體前緣鈍度0.5mm，唇罩前緣鈍度0.25mm?？偸湛s比4.6，內(nèi)收縮比1.57。

Fig.1Threedimensionalviewofthegeometricallyconstrainedexperimentalmodel

實(shí)驗(yàn)是在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心0.6m三聲速風(fēng)洞[23]中進(jìn)行的，該風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～4.5，試驗(yàn)段截面為方形，尺寸為0.6m×0.6m，實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)度1.575m。本次試驗(yàn)馬赫數(shù)為4.03、3.53和3.01，表1為對(duì)應(yīng)的風(fēng)洞來(lái)流參數(shù)。

表1 風(fēng)洞自由來(lái)流條件Table 1 Wind tunnel freestream flow conditions

圖2為實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)示意圖。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^(guò)矩形轉(zhuǎn)圓形轉(zhuǎn)接段和堵錐筒連接。堵錐有效移動(dòng)區(qū)間0～100mm，對(duì)應(yīng)完全打開(kāi)和全部堵塞狀態(tài)。在每次實(shí)驗(yàn)前，模型迎角設(shè)0°，錐位為0；當(dāng)風(fēng)洞完全起動(dòng)、流場(chǎng)穩(wěn)定以后(一般設(shè)定穩(wěn)壓時(shí)間5s)，模型運(yùn)動(dòng)到需要的迎角，然后堵錐按照預(yù)設(shè)值逐次前進(jìn)，并在每個(gè)位置保持3s以獲得穩(wěn)定流態(tài)，此時(shí)采集模型表面靜壓和皮托壓力等數(shù)據(jù)。在進(jìn)氣道進(jìn)入完全不起動(dòng)狀態(tài)后，堵錐進(jìn)入退錐過(guò)程，和進(jìn)錐的錐位次序相對(duì)應(yīng)。圖3為試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在風(fēng)洞試驗(yàn)段的實(shí)物照片。

Fig.3PhotographofthefullyassembledCCWImodelintheSITWT’stestsection

圖4為實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)靜壓/皮托壓及動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)位置示意圖。模型表面分布了110個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)，分別位于機(jī)體和唇罩對(duì)稱面上及乘波前體的另2個(gè)密切面上；隔離段出口平面布置了25個(gè)皮托壓力探針，分布在5個(gè)截面上。壓力采集是型號(hào)為Pressure Systems Inc. Model 9016的電子壓力掃描系統(tǒng)。進(jìn)氣道外壓縮區(qū)域量程為0～50kPa；進(jìn)氣道內(nèi)通道量程為0～200kPa；皮托壓力和流量測(cè)量系統(tǒng)的量程為0～500kPa。測(cè)量精度為滿量程的0.06%。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷耐獠苛鲌?chǎng)采用高速紋影系統(tǒng)進(jìn)行觀測(cè)。試驗(yàn)采用的紋影系統(tǒng)最高幀頻為2000幀/s，最大像素為800pixel×800pixel，可根據(jù)需求調(diào)整。在進(jìn)氣道內(nèi)收縮段對(duì)稱面豁口位置上(見(jiàn)圖4紅點(diǎn))，布置了1個(gè)量程為200kPa的Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器，用來(lái)定量檢測(cè)進(jìn)氣道起動(dòng)/自起動(dòng)現(xiàn)象，傳感器精度為滿量程的0.1%，采樣頻率50kHz。

2 自起動(dòng)特性研究

圖5為Ma∞=4.0，迎角(AOA) 0°時(shí)，進(jìn)錐和退錐過(guò)程中，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯?duì)稱面機(jī)體側(cè)(A line)的靜壓分布?？梢钥闯觯S著錐位增加，進(jìn)氣道反壓上升，高壓區(qū)在進(jìn)氣道內(nèi)部持續(xù)前傳，在錐位xc=65mm處達(dá)到臨界點(diǎn)。堵錐位置若持續(xù)增大，對(duì)稱面靜壓分布如圖5中xc=67.5mm分布線所示，由高反壓引起的流場(chǎng)擾動(dòng)傳至進(jìn)氣道內(nèi)收縮段豁口前，此時(shí)進(jìn)氣道已經(jīng)完全不起動(dòng)，內(nèi)通道壓力平緩上升，沒(méi)有出現(xiàn)明顯的激波反射現(xiàn)象，氣流處于亞聲速狀態(tài)。此時(shí)，堵錐位置逐漸后退，隨著堵錐持續(xù)后退，壓升區(qū)域逐漸縮回內(nèi)通道，進(jìn)氣道又重新恢復(fù)起動(dòng)狀態(tài)。例如當(dāng)堵錐位置后退至xc=60mm時(shí)，壓升區(qū)域已完全縮回內(nèi)通道內(nèi)，和進(jìn)錐時(shí)xc=60mm時(shí)的壓力分布完全重合。從機(jī)體側(cè)對(duì)稱面靜壓進(jìn)錐退錐過(guò)程中的分布來(lái)看，CCWI在Ma∞=4.0，迎角0°時(shí)具備自起動(dòng)能力，且自起動(dòng)過(guò)程未見(jiàn)明顯流動(dòng)遲滯現(xiàn)象。進(jìn)一步后退堵錐xc<55mm，內(nèi)通道出現(xiàn)斜激波反射造成的壓力波動(dòng)現(xiàn)象，進(jìn)氣道處于完全通流狀態(tài)，氣流處于超聲速的起動(dòng)狀態(tài)。

Fig.5Staticpressuredistributionsonbodyside’ssymmetricwallatdifferentthrottlingpositionsatMa∞=4.0,AOA=0°

圖6(a)為CCWI構(gòu)型在來(lái)Ma∞=4.0，迎角0°時(shí)，CCWI不起動(dòng)和自起動(dòng)后的紋影照片。當(dāng)進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)，在唇口前部機(jī)體側(cè)出現(xiàn)明顯的非定常分離激波流動(dòng)結(jié)構(gòu)；顯著特征為分離激波、大范圍分離區(qū)和由分離引起的外溢唇罩激波。需要指出的是，這種分離流動(dòng)結(jié)構(gòu)以一定頻率間歇性出現(xiàn)；而當(dāng)進(jìn)氣道完全起動(dòng)后，流場(chǎng)中前體激波及設(shè)計(jì)的等熵壓縮波清晰可見(jiàn)，前體邊界層結(jié)構(gòu)也有較高分辨，對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖6(a)中標(biāo)識(shí)。圖6(b)為CCWI自起動(dòng)過(guò)程中動(dòng)態(tài)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)上的脈動(dòng)壓力信號(hào)隨時(shí)間的分布圖。在進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)，檢測(cè)點(diǎn)上存在周期性的喘振信號(hào)，說(shuō)明此時(shí)進(jìn)氣道以一定頻率在起動(dòng)和不起動(dòng)之間快速切換，進(jìn)氣道進(jìn)入了由高反壓引起的喘振狀態(tài)。在不起動(dòng)到起動(dòng)過(guò)程中，喘振在89.5～90s間，周期逐漸拉長(zhǎng)，然后突然消失。當(dāng)進(jìn)氣道恢復(fù)完全起動(dòng)狀態(tài)后，監(jiān)測(cè)點(diǎn)上喘振壓力脈動(dòng)消失。

圖6Ma∞=4.0、迎角0°時(shí)，不起動(dòng)和自起動(dòng)紋影照片和動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)信號(hào)圖

Fig.6UnstartandrestartschlierenmapsatMa∞=4.0,AOA=0°anddynamicpressuredistributionduringCCWI’srestarting

圖7(a)為CCWI構(gòu)型在來(lái)流Ma∞=3.5、迎角0°時(shí)，CCWI不起動(dòng)和自起動(dòng)后的紋影照片。圖7(b)為CCWI在自起動(dòng)過(guò)程中動(dòng)態(tài)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)上的脈動(dòng)壓力信號(hào)隨時(shí)間的變化圖。整體的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和動(dòng)態(tài)壓力分布趨勢(shì)和Ma∞=4.0、迎角0°時(shí)的結(jié)果一致，不再贅述。CCWI在Ma∞=3.5的狀態(tài)具備自起動(dòng)能力，只是Ma∞=3.5時(shí)，前體激波離進(jìn)氣道唇口更遠(yuǎn)一些；不起動(dòng)時(shí)，動(dòng)態(tài)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)上的喘振壓力峰值要低一些。

圖8(a)為CCWI構(gòu)型在來(lái)流Ma∞=3.0、迎角0°堵錐放空時(shí)的紋影照片。圖8(b)為動(dòng)態(tài)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)上的脈動(dòng)壓力信號(hào)分布圖。進(jìn)氣道在該狀態(tài)下，即使反壓很低，唇口附近也存在明顯的分離渦及由此引起的唇口區(qū)域的分離激波、唇罩外溢分離激波結(jié)構(gòu)；與圖6(a)中的流動(dòng)結(jié)構(gòu)不同的是，分離流動(dòng)結(jié)構(gòu)無(wú)間歇持續(xù)存在。動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)則表現(xiàn)出無(wú)規(guī)則的大振幅脈動(dòng)，說(shuō)明進(jìn)氣道在Ma∞=3.0時(shí)不能實(shí)現(xiàn)起動(dòng)。

圖9給出了Ma∞=4.0、迎角0°，進(jìn)氣道處于起動(dòng)和由反壓導(dǎo)致的不起動(dòng)狀態(tài)，及Ma∞=3.0，迎角0°進(jìn)氣道由低馬赫數(shù)來(lái)流導(dǎo)致的不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量信號(hào)的功率譜密度圖。功率譜密度采用文獻(xiàn)[25]介紹的方法換算，對(duì)應(yīng)圖9功率譜密度的原始?jí)毫?時(shí)間信號(hào)圖如圖6(b)和8(b)所示。在Ma∞=4.0、迎角0°，進(jìn)氣道由高反壓導(dǎo)致不起動(dòng)時(shí)，功率譜密度整體分布在106Pa2/Hz以上，存在26.6Hz的喘振基準(zhǔn)頻率峰值，在53.4和80Hz附近存在和基準(zhǔn)喘振頻率共振的次峰值，其成因文獻(xiàn)[25]有詳述。當(dāng)進(jìn)氣道完全處于起動(dòng)狀態(tài)后，整體的功率譜較不起動(dòng)時(shí)低數(shù)個(gè)數(shù)量級(jí)，在102Pa2/Hz級(jí)附近，且無(wú)明顯的峰值頻率。當(dāng)進(jìn)氣道在Ma∞=3.0，處于由低馬赫數(shù)導(dǎo)致的不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，其整體的功率譜密度較進(jìn)氣道在Ma∞=4.0完全起動(dòng)時(shí)的高，處在105Pa2/Hz附近，但并無(wú)明顯的峰值，其分布形態(tài)完全不同于由反壓導(dǎo)致的不起動(dòng)功率譜密度分布，說(shuō)明此時(shí)的脈動(dòng)處在一個(gè)寬頻范圍內(nèi)的不穩(wěn)定狀態(tài)。從上文的分析可以定量核實(shí)CCWI在Ma∞=4.0的不起動(dòng)-自起動(dòng)特性及Ma∞=3.0時(shí)的不起動(dòng)特性。CCWI在Ma∞=3.5不起動(dòng)-自起動(dòng)狀態(tài)下的功率譜密度分布和Ma∞=4.0狀態(tài)下的類似，不再贅述。

圖7Ma∞=3.5、迎角0°時(shí)，不起動(dòng)和自起動(dòng)紋影照片和動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)信號(hào)圖

Fig.7UnstartandrestartschlierenmapsatMa∞=3.5,AOA=0°anddynamicpressuredistributionduringCCWI’srestarting

圖8Ma∞=3.0、迎角0°時(shí)，不起動(dòng)紋影照片和動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)信號(hào)圖

Fig.8UnstartschlierenmapsanddynamicpressuredistributionatMa∞=3.0,AOA=0°

Fig.9Spectraofdynamicpressuresignalsduringstart,unstartatMa∞=4.0andunstartatMa∞=3.0,AOA=0°

圖10給出了Ma∞=4.0，迎角0°及4°時(shí)，在進(jìn)氣道堵錐向前移動(dòng)過(guò)程中，測(cè)得的進(jìn)氣道流量系數(shù)的變化情況。當(dāng)進(jìn)氣道起動(dòng)時(shí)，其流量系數(shù)分別在0.68和0.79左右，且不同起動(dòng)堵錐位置的均方差小于2%。當(dāng)進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，其流量捕獲系數(shù)明顯小于起動(dòng)時(shí)的數(shù)值，且隨著進(jìn)錐量的增加，流量捕獲系數(shù)持續(xù)減小。這個(gè)過(guò)程在流態(tài)上對(duì)應(yīng)的是進(jìn)氣道由小喘向大喘的過(guò)渡。到達(dá)最大進(jìn)錐位置后，進(jìn)氣道流量系數(shù)減小到0.55和0.66左右，減小量達(dá)到15%左右。需指出的是，實(shí)驗(yàn)測(cè)得的不起動(dòng)狀態(tài)的流量是一個(gè)平均值，而真實(shí)不起動(dòng)狀態(tài)的流量是伴隨喘振現(xiàn)象的一個(gè)非穩(wěn)定脈動(dòng)量。

3 抗反壓性能研究

對(duì)于高超聲速前體進(jìn)氣道，獲得內(nèi)通道-隔離段的抗反壓性能，是確定與其匹配的燃燒室最大允許壓力及設(shè)計(jì)燃燒室型面/釋熱規(guī)律的十分關(guān)鍵的參數(shù)。從進(jìn)氣道通流起動(dòng)，到不起動(dòng)狀態(tài)，一般設(shè)定10個(gè)左右的進(jìn)錐位置。定義機(jī)體側(cè)對(duì)稱面(A line)壓升前傳到喉道附近時(shí)的隔離段出口壓力，為進(jìn)氣道所能承受的最大反壓。如圖11所示，在Ma∞=4.0、迎角6°，在堵錐從0mm進(jìn)錐到70mm位置的過(guò)程中，反壓逐步增高，至錐位62.5mm處，壓力升高區(qū)域已經(jīng)前傳到喉道附近，隨后當(dāng)錐位進(jìn)一步增加至65mm時(shí)，進(jìn)氣道將不起動(dòng)。此時(shí)認(rèn)定錐位62.5mm時(shí)，隔離段出口的壓力即為Ma∞=4.0、迎角6°時(shí)，進(jìn)氣道的最大抗反壓數(shù)值。通過(guò)以上方法，研究了一體化CCWI實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，在Ma∞=4.0、迎角為-4°、0°、4°及6°和Ma∞=3.0、迎角0°時(shí)的最大抗反壓性能。圖12為獲得的馬赫數(shù)4.0和3.5條件下的進(jìn)氣道最大抗反壓數(shù)值?？梢钥闯鰧?shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖畲蠓磯耗芰﹄S著馬赫數(shù)和迎角的增加而增大：馬赫數(shù)4.0時(shí)為35倍左右的來(lái)流壓力，馬赫數(shù)3.5，迎角0°時(shí)為24倍的來(lái)流壓力。目前限于進(jìn)錐位置數(shù)量的限制，并不能完全精確獲得內(nèi)通道壓升剛好到達(dá)喉道位置時(shí)的隔離段出口壓力，但給出的結(jié)果對(duì)確定燃燒室內(nèi)的最大壓力限制仍具有重要指導(dǎo)意義。

Fig.11Staticpressuredistributiononbodyside’ssymmetricwallatMa∞=4.0,AOA=6°asthrottlingconemovingforward

4 側(cè)滑對(duì)CCWI性能的影響

性能良好的高超聲速飛行器前體進(jìn)氣道，其壓縮及流動(dòng)特性應(yīng)該對(duì)飛行器側(cè)滑角不敏感。本節(jié)通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了側(cè)滑對(duì)CCWI構(gòu)型性能的影響。圖13為Ma∞=4.0、迎角0°和不同側(cè)滑角條件下，CCWI構(gòu)型對(duì)稱面上的壓力分布。可以看出，外壓縮段對(duì)稱面壓力分布基本沒(méi)有受側(cè)滑影響；在內(nèi)通道，側(cè)滑角4°以內(nèi)的壓力分布基本無(wú)差別；在側(cè)滑角6°時(shí)，在內(nèi)通道x=150mm附近的激波反射局部區(qū)域，壓力分布略高于無(wú)側(cè)滑的情況；在其他位置，側(cè)滑造成的壓力分布差別都很小。通過(guò)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)換算得到側(cè)滑角4°時(shí)的流量系數(shù)，僅比側(cè)滑0°時(shí)的小1.5%(流量測(cè)量實(shí)驗(yàn)方法見(jiàn)文獻(xiàn)[18])。圖14為不同側(cè)滑角下隔離段出口的皮托壓力分布，圖中黑點(diǎn)為皮托壓力測(cè)點(diǎn)位置。側(cè)滑角β=0°時(shí)，隔離段出口皮托壓力沿對(duì)稱線z=0mm的對(duì)稱性較好，由于流動(dòng)在機(jī)體側(cè)形成較厚邊界層，同時(shí)由于邊界層和激波的作用，使邊界層進(jìn)一步增厚，導(dǎo)致靠近下部機(jī)體側(cè)的低皮托壓區(qū)域明顯大于唇罩側(cè)。側(cè)滑角小于4°時(shí)，流動(dòng)核心區(qū)域的皮托壓分布均勻，靠近機(jī)體側(cè)的低皮托壓區(qū)域，略向迎風(fēng)側(cè)移動(dòng)，這表明側(cè)滑形成的側(cè)向流動(dòng)對(duì)低能流區(qū)域有一定的吹離效應(yīng)。側(cè)滑角β=6°時(shí)，側(cè)向流動(dòng)的吹離能力更強(qiáng)，迎風(fēng)方向核心流動(dòng)區(qū)域的皮托壓力增加，背風(fēng)方向的皮托壓力減??；靠近機(jī)體側(cè)的低皮托壓力區(qū)域，進(jìn)一步向迎風(fēng)側(cè)擴(kuò)張移動(dòng)?？偟膩?lái)說(shuō)，在側(cè)滑角不大于4°時(shí)，側(cè)滑對(duì)CCWI性能的影響并不明顯。

Fig.13StaticpressuredistributiononsymmetricwallatdifferentsideslipanglesatMa∞=4.0,AOA=0°

Fig.14PitotpressuredistributionsinisolatedexitplaneatdifferentsideslipanglesatMa∞=4.0,AOA=0°

5 結(jié) 論

基于構(gòu)建的新型CCWI一體化高超聲速前體進(jìn)氣道構(gòu)型，開(kāi)展了馬赫數(shù)4.0、3.5和3.0條件下的實(shí)驗(yàn)研究。研究了一體化CCWI構(gòu)型的自起動(dòng)、最大抗反壓及側(cè)滑性能，獲得如下結(jié)論：

(1) 一體化CCWI構(gòu)型在來(lái)流馬赫數(shù)4.0和3.5，迎角-4°～6°都可以實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)；來(lái)流馬赫數(shù)3.0時(shí)，進(jìn)氣道不能起動(dòng)。

(2) 進(jìn)氣道的最大抗反壓性能在來(lái)流馬赫數(shù)4.0時(shí)為35倍左右來(lái)流壓力，在來(lái)流馬赫數(shù)3.5時(shí)為25倍來(lái)流壓力。

(3) 側(cè)滑對(duì)一體化CCWI構(gòu)型流動(dòng)壓縮性能及隔離段出口均勻度的影響較小，側(cè)滑角4°時(shí)相較無(wú)側(cè)滑時(shí)的流量系數(shù)只減小1.5%。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，曲外錐乘波前體進(jìn)氣道性能良好。下一步可以開(kāi)展此類進(jìn)氣道同超燃沖壓燃燒室及飛行器的一體化研究，為吸氣式高超聲速飛行器的一體化設(shè)計(jì)提供一種新的解決方案，推動(dòng)乘波特性推進(jìn)流道的工程化應(yīng)用。

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ExperimentalstudiesofCurvedConeWaveriderforebodyInlet(CCWI)atlowMachnumberrange

Wei Feng, Zhou Zheng, Li Li, He Xuzhao*

(Science and Technology on Scramjet Laboratory, Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center, Miangyang Sichuan 621000, China)

The self-start ability, anti-backpressure performance and side slip influences to the performance of the Curved Cone Waverider forebody Inlet(CCWI) were experimentally studied in the present paper. Based on the geometrically constrained and bluntly modified practical CCWI wind tunnel experimental model, using the inlet throttling systems, the static pressure distributions and high resolution sherilen maps of the CCWI’s flow field were obtained at free steam Mach numbers(Ma∞) 3.0, 3.5 and 4.0 at different throttling cone positions. The experimental results show that the integrated CCWI model can self-start atMa∞3.5 and 4.0. At the angle of attack 0°, its maximum anti-back pressure abilities is about 24 and 33 times of the free stream static pressure(p∞) atMa∞3.5 and 4.0, respectively. Side slip has little influence on mass flow capture and flow compression abilities for CCWI. The study on CCWI can be used for practical integration studies with scramjet engine and air-breathing vehicles.

curved cone;waverider;inlet;self-start;anti-backpressure;experimental study

2017-04-25;

2017-09-07

國(guó)家自然科學(xué)基金(51376192)

*通信作者 E-mail: hexuzhao@sina.com

WeiF,ZhouZ,LiL,etal.ExperimentalstudiesofCurvedConeWaveriderforebodyInlet(CCWI)atlowMachnumberrange.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 1-7. 衛(wèi) 鋒, 周 正, 李 莉, 等. 曲外錐乘波前體進(jìn)氣道低馬赫數(shù)段實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 1-7.

1672-9897(2017)06-0001-07

10.11729/syltlx20170049

V235.213

A

衛(wèi)鋒(1987-)， 男，四川綿陽(yáng)人，碩士，助理研究員。研究方向：高超聲速氣動(dòng)布局及內(nèi)外流一體化技術(shù)。通信地址：四川省綿陽(yáng)市二環(huán)路南段6號(hào)19信箱01分箱(621000)。E-mail：wf_nudt@hotmail.com

(編輯：楊 娟)